CN110855344A - 一种基于基准卫星的相位维持方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种基于基准卫星的相位维持方法，包括如下步骤：(1)计算卫星相位漂移的边界值；(2)星座组网后，计算星座中每颗卫星的相位；(3)分别以星座中每颗卫星为目标卫星，计算星座中其余卫星相对于目标卫星的相位角漂移量；(4)计算相位角漂移量的累加值；(5)选取相位差设计标称值最小且相对于目标卫星的相位角漂移量临界阈值最少的卫星作为基准卫星，判断需进行相位维持的卫星，并预计相位维持时间；(6)在需进行相位维持的卫星相对基准卫星的相位差临近阈值时，根据相位角漂移方向，对需进行相位维持的卫星实施轨道控制，实现相对相位的调整与保持。本发明克服了绝对站点维持次数多的缺点，降低星座构型维持的复杂度。

Description

一种基于基准卫星的相位维持方法

技术领域

本发明涉及一种星座构型维持方法，具体涉及一种基于基准卫星的Walker星座相位维持方法，属于卫星控制技术领域。

背景技术

全球高覆盖率、超短重访间隔等使用需求，使新的卫星项目中从数十颗到数百颗的卫星星座被提出，Walker星座以其在全球范围内纬度带覆盖、均匀的重访特性而被广泛应用。Walker星座中每颗卫星的轨道高度、倾角及偏心率相同，理论上星座的构型也将保持不变。但是卫星在轨除了受地球引力作用外，还受到包括地球扁率摄动、日月引力摄动、大气阻力摄动以及太阳光压等摄动力的作用；由于星座中各卫星的入轨偏差及摄动力的不同，引起星座中卫星受到不同程度的轨道衰减和卫星间相位漂移，导致星座构型发散。如果不对星座构型进行维持，将最终导致星座结构失调，并影响星座的服务性能。

为了实现对卫星星座的构型控制，通常先确定星座构型中卫星的最大容许漂移量。当卫星位置超过某个位置时会影响到星座性能，使星座性能有恶化的趋势，那么该位置就是卫星能够偏离标称位置的最大位置，即最大容许漂移量。星座构型维持一般可分为绝对站点维持和相对站点维持两种基本方法。

绝对站点维持是把每一颗卫星维持在一个相对于地球或者惯性空间的确定位置，一般将卫星维持在基于设计轨道给出最大容许漂移量的站点维持盒内运行，当有一颗卫星漂离标称位置，临近最大容许漂移量边界，则对该卫星实施一次轨道控制，将卫星维持在标称位置附近，从而达到对整个星座构型维持的目的。绝对站点维持实施简单，便于星座自主维持，但维持次数较多，对星座的服务性能的连续性会产生较大影响，一般在需要补偿大气耗散影响的低轨卫星星座维持中应用较多。

相对站点维持只维持卫星之间的相对几何关系而不是卫星的绝对位置，胡松杰等提出一种基于参考轨道的Walker星座相对相位保持策略，以星座中所有卫星半长轴偏差的平均值为整个星座半长轴的偏差值，并以此作为参考轨道计算每颗卫星相对相位漂移量，继而对相对相位漂移量超过最大容许漂移的卫星实施轨道控制，维持星座构型。相对相位维持策略可减少维持次数，降低因星座构型维持引起的服务中断时间，但实施起来相对复杂，且取所有卫星半长轴偏差的平均值作为参考轨道，会将半长轴偏差较大的卫星的偏差值引入其他卫星，导致对最终卫星的相对相位漂移量计算存在误差，且卫星相对相位漂移率通过理论计算得到，无法模拟卫星在轨真实情况，尤其是对低轨受大气摄动力影响较大的卫星，不能准确判断需要相位维持的卫星，此时相位维持策略将会失效。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：现有的相位维持策略维持次数过多或者实施过程复杂。

为了解决上述技术问题，本发明针对低轨倾斜圆轨道卫星星座，在长期运行时对其轨道及构型进行维持，保障星座在寿命期内提供稳定服务。具体技术方案如下：

一种基于基准卫星的相位维持方法，包括如下步骤：

(1)根据卫星星座的服务性能及覆盖指标，计算卫星相位漂移的边界值；

(2)星座组网后，计算星座中每颗卫星的相位；

(3)分别以星座中每颗卫星为目标卫星，计算星座中其余卫星相对于目标卫星的相位角漂移量；

(4)分别以星座中每颗卫星为目标卫星，计算星座中其余卫星相位角漂移量的累加值；

(5)选取相位差设计标称值最小且相对于目标卫星的相位角漂移量临界阈值最少的卫星作为基准卫星，判断需进行相位维持的卫星，并预计相位维持时间；

(6)在需进行相位维持的卫星相对基准卫星的相位差临近阈值时，根据相位角漂移方向，对需进行相位维持的卫星实施轨道控制，实现相对相位的调整与保持。

在一些实施例中，在进行一次卫星相位保持后，重复步骤(1)～步骤(5)，重新计算能使相位保持次数最少的卫星为基准卫星。

在一些实施例中，步骤(1)中，设卫星轨道高度为h，地球半径为R_e，地面点G的最小可视仰角为θ，则单颗卫星覆盖区域为AB，对应的最大地心角ε为：

在一些实施例中，步骤(2)中，星座组网后，根据卫星测定轨结果，得到卫星实际在轨轨道六根数，并根据六根数计算卫星的相位。

在一些实施例中，步骤(3)中，分别以星座中1-n号卫星为目标卫星，计算其余卫星相对于目标卫星的相位角漂移量：

其中，n为星座中卫星总个数，i＝1,2...n，j＝1,2...n，λ_i表示基准卫星相位角，λ_j表示其余n-1颗卫星相位角，

表示卫星i与卫星j相位差设计标称值。

在一些实施例中，步骤(5)中，根据轨道实测数据利用轨道外推得到相位差变化规律，判断需进行相位维持的卫星，预计相位维持时间。

在一些实施例中，步骤(6)中，以基准卫星为标准，对需进行相位维持的卫星抬升或降低轨道高度，通过改变轨道半长轴改变卫星间相位漂移方向，实现相对相位的调整。

在一些实施例中，步骤(6)中，忽略星间倾角差，轨道半长轴调整量为：

式中

为相位相对变化率，a_k和a_i分别为基准卫星和卫星i的半长轴，ξ_λ为相位差最大容许漂移量，ΔT为预期的相位漂移时间。

本发明的有益效果：基于基准卫星的相对相位维持策略，克服了绝对站点维持次数多的缺点，降低星座构型维持的复杂度，节约燃料，且相位保持时间短，提高星座服务的连续性，同时避免了基于参考轨道的相对相位保持策略相对相位漂移量计算模糊的情况，具有实际工程应用价值。

附图说明

通过结合附图对于本发明的实施方式进行描述，可以更好地理解本申请，在附图中：

图1是本发明一个较佳实施例中卫星运行示意图；

图2是本发明一个较佳实施例中卫星的通信模型示意图；

图3是本发明一个较佳实施例中仿真得出的卫星轨道半长轴与在轨真实数据的比较图。

具体实施方式

以下将描述本发明的具体实施方式，需要指出的是，在这些实施方式的具体描述过程中，为了进行简明扼要的描述，本说明书不可能对实际的实施方式的所有特征均作详尽的描述。本说明书用具体实施例来描述本申请，并且可以帮助任何熟悉本发明工艺或系统的人员进行实验操作，但不旨在限制其保护范围。

对于卫星星座，卫星轨道高度的衰减量为小量时并不会影响星座的性能，因此对星座构型的维持归结为对卫星间相位的维持。本发明提出一种基于基准卫星的相位维持策略，选取一颗基准卫星，使星座中其它所有卫星相对于基准卫星的相位漂移量累加值最小，以保证需要进行相位维持的卫星数目最小，且在卫星进行相位维持时只实施一次相对基准卫星轨道高度的抬升/降低，将卫星控制在最大允许漂移量的控制盒内，一旦有卫星进行了相位维持，则基准卫星可以重新确定。

基于基准卫星的星座相位维持策略实施步骤为：

(1)计算最大容许漂移量(边界值)

根据卫星星座的服务性能及覆盖指标，计算卫星相位漂移的边界值，即最大容许漂移量。设卫星轨道高度为h，地球半径为R_e，地面点G的最小可视仰角为θ，则单颗卫星覆盖区域为AB，对应的最大地心角ε为：

星座覆盖性能指标包括对覆盖区域的最大重访时间max(RevT)和连续覆盖时间covT，当卫星载荷视场和地面最小可视仰角确定时，单颗卫星对地面覆盖的最大地心角也随之确定，目标点P的重访时间和连续覆盖时间取决于同轨道面和异轨道面相邻卫星的过站时间，即相邻卫星的相位差。卫星工具软件STK(satellite tool kit，STK)具有强大的卫星建模与仿真、分析与计算功能，STK提供了格式化Matlab命令和指令集合可在MATLAB与STK之间进行双向通信连接，运用Matlab可对STK进行直接场景设置、卫星变量设置与运行分析，使仿真分析更便捷高效，本发明采用STK与Matlab互联进行网格点仿真计算的方式确定相位最大允许漂移量。STK与MATLAB的通信模型如图2所示。

a)根据星座构型设计，利用STK建立卫星星座场景，主要参数包括：种子卫星的轨道六根数(a₀ e₀ i₀ Ω₀ w₀ f₀)，卫星传感器视场FOV，Walker星座构型参数(T，P，F)，其中，T表示星座中卫星的总数目，P表示卫星分布的轨道面数，F是用来确定相邻轨道面卫星相对相位的因子。

b)在STK中设置目标区域/目标点Target，建立卫星星座与目标区域/目标点的访问路径；

c)建立MATLAB与STK的连接，调用stkLoadObj函数打开已建立的STK星座场景；

d)利用MATLAB设置同一轨道面相邻卫星、不同轨道面相邻卫星之间的相位差偏置，步进设为1°；

e)获取星座在不同相位差偏置下，对目标的寻访信息报告，得到卫星星座在满足访问特性指标最大重访时间max(RevT)和连续覆盖时间covT下的最大相位偏置量，即相位最大容许漂移量。

(2)卫星星座组网后，根据卫星测定轨结果，得到卫星实际在轨轨道六根数(a_i e_ii_i Ω_i w_i f_i)，计算卫星i的相位λ_i＝w_i+f_i；

(3)分别以星座中1-n号卫星为目标卫星，计算其余卫星相对于目标卫星的相位角漂移量：

其中，n为星座中卫星总个数，i＝1,2...n，j＝1,2...n，λ_i表示基准星相位角，λ_j表示其余n-1颗卫星相位角，

表示卫星i与卫星j相位差设计标称值。

(4)分别计算以某颗卫星为目标卫星时其余卫星相位角漂移量的累加值：

(5)选取

值最小且Δλ_i,j临界阈值最少的卫星i作为基准卫星，并根据轨道实测数据利用轨道外推得到相位差变化规律，判断需进行相位维持的卫星，预计相位维持时间：

在轨卫星的运动轨迹和相对相位差变化可通过STK进行仿真外推。STK卫星仿真中除了要输入初始轨道六根数外(可由测定轨得到)，还要输入卫星的外推模型。STK中常用的外推模型有TwoBody、J2、J4以及HPOP模型，TwoBody模型认为卫星仅仅受地球质心的有心力作用，J2与J4模型分别考虑了地球引力场摄动的J2和J4模型外推，而HPOP模型中除重力场外还考虑了光压、第三体引力以及大气阻力等因素，可用于精确的轨道外推，因此本发明中轨道外推采用HPOP模型。对于中低轨卫星来说，大气阻力是除地球引力场之外最重要的摄动因素，在利用HPOP模型进行外推时，需要输入大气密度模型和卫星面质比参数，由于卫星姿态随任务模式不断变化，卫星的迎风面也在改变，并且现有的大气密度模型也存在一定误差，因此本发明在进行轨道外推时，采用大气模型为国内航天中常用的MSIS90，取卫星面质比的初始值为s1，然后利用卫星的精密定轨数据与STK的轨道外推数据进行比较，利用曲线拟合修正卫星的面值比数值，直至STK外推的轨道数据与卫星的真实在轨轨道数据一致，轨道精度误差<σ，即认为STK中设置的HPOP模型满足精度需求，后期进行轨道外推即可利用此模型。图3为经过修正后的STK模型仿真出的卫星轨道半长轴与在轨真实数据的比较情况。

(6)在卫星i相对基准卫星k的相位差临近阈值时，根据相位角漂移方向，对卫星i实施轨控，以基准卫星为标准，抬升或降低轨道高度，通过改变轨道半长轴改变卫星间相位漂移方向，实现相对相位的调整。忽略星间倾角差，卫星的半长轴调整量为：

式中为相位相对变化率，a_k和a_i分别为基准卫星和卫星i的半长轴，ξ_λ为相位差最大容许漂移量，ΔT为预期的相位漂移时间。

(7)在进行一次卫星相位保持后，重复步骤(1)～步骤(5)，重新计算能使相位保持次数最少的卫星为基准卫星，最大限度提高星座服务性能的稳定性和连续性。

本策略在进行相位调整时未一次将卫星相位调整至与标称相位差完全一致，只进行一次轨道高度的抬升/降低，使卫星相对于基准星的相位漂移方向相反，减小相位偏差，这样做不仅可以省略一次升轨/降轨控制，节约燃料，缩短轨控时长，减少因相位维持导致的任务中断时间，同时使卫星相位角在要求阈值范围内漂移，满足星座覆盖特性指标。

以上详细描述了本发明的较佳具体实施例。应当理解，本领域的普通技术人员无需创造性劳动就可以根据本发明的构思作出诸多修改和变化。因此，凡本技术领域中技术人员依本发明的构思在现有技术的基础上通过逻辑分析、推理或者有限的实验可以得到的技术方案，皆应在由权利要求书所确定的保护范围内。

Claims (8)

1.一种基于基准卫星的相位维持方法，其特征在于，包括如下步骤：

(1)根据卫星星座的服务性能及覆盖指标，计算卫星相位漂移的边界值；

(2)所述星座组网后，计算所述星座中每颗卫星的相位；

(3)分别以所述星座中每颗卫星为目标卫星，计算所述星座中其余卫星相对于所述目标卫星的相位角漂移量；

(4)分别以所述星座中每颗卫星为目标卫星，计算所述星座中其余卫星相位角漂移量的累加值；

(5)选取相位差设计标称值最小且相对于目标卫星的相位角漂移量临界阈值最少的卫星作为基准卫星，判断需进行相位维持的卫星，并预计相位维持时间；

(6)在所述需进行相位维持的卫星相对所述基准卫星的相位差临近阈值时，根据相位角漂移方向，对所述需进行相位维持的卫星实施轨道控制，实现相对相位的调整与保持。

2.根据权利要求1所述的一种基于基准卫星的相位维持方法，其特征在于，在进行一次卫星相位保持后，重复步骤(1)～步骤(5)，重新计算能使相位保持次数最少的卫星为基准卫星。

3.根据权利要求1所述的一种基于基准卫星的相位维持方法，其特征在于，步骤(1)中，设卫星轨道高度为h，地球半径为R_e，地面点G的最小可视仰角为θ，则单颗卫星覆盖区域为AB，对应的最大地心角ε为：

4.根据权利要求1所述的一种基于基准卫星的相位维持方法，其特征在于，步骤(2)中，所述星座组网后，根据卫星测定轨结果，得到卫星实际在轨轨道六根数，并根据所述六根数计算所述卫星的相位。

5.根据权利要求1所述的一种基于基准卫星的相位维持方法，其特征在于，步骤(3)中，分别以星座中1-n号卫星为所述目标卫星，计算其余卫星相对于所述目标卫星的相位角漂移量：

其中，n为星座中卫星总个数，i＝1,2...n，j＝1,2...n，λ_i表示基准卫星相位角，λ_j表示其余n-1颗卫星相位角，

表示卫星i与卫星j相位差设计标称值。

6.根据权利要求1所述的一种基于基准卫星的相位维持方法，其特征在于，步骤(5)中，根据轨道实测数据利用轨道外推得到相位差变化规律，判断需进行相位维持的卫星，预计相位维持时间。

7.根据权利要求1所述的一种基于基准卫星的相位维持方法，其特征在于，步骤(6)中，以所述基准卫星为标准，对所述需进行相位维持的卫星抬升或降低轨道高度，通过改变轨道半长轴改变卫星间相位漂移方向，实现相对相位的调整。

8.根据权利要求7所述的一种基于基准卫星的相位维持方法，其特征在于，步骤(6)中，忽略星间倾角差，所述轨道半长轴调整量为：

式中

为相位相对变化率，a_k和a_i分别为基准卫星和卫星i的半长轴，ξ_λ为相位差最大容许漂移量，ΔT为预期的相位漂移时间。

Images